XiaoMi-AI文件搜索系统
World File Search System燃气涡轮
使用拓扑优化设计轻型燃气涡轮发动机部件
增材制造是一种最新的生产方法，它彻底改变了零件设计的方法。这种方法允许在一步内以最少的后加工获得复杂结构。零件的结构复杂性和形状复杂性不会影响生产的主要成本，重要的是零件的重量。增材制造的应用使设计师能够消除生产环境中技术能力的严格规则所施加的限制。即使发动机的重量略有减轻，也会在航空航天工业中显著节省燃料并减少污染物排放。这就是为什么该行业的主要目标是设计重量更轻的飞机零件，同时保持其规定的功能和使用寿命。增材制造的快速发展让我们回想起一项众所周知但迄今为止几乎不适用的设计技术，即拓扑优化。当时，优化产品的制造是不切实际的，通常是不可能的，因为它需要大量劳动力，并且需要大量投资才能通过传统生产方法提供复杂的几何形状。拓扑优化方法的基本性质执行了相同的想法，作为增材制造的基石，将材料准确地送到需要的地方。增材制造和拓扑优化方法通过共同的概念结合在一起，能够在最新的国内发动机制造中实现飞跃。这项工作的成果将用于 UEC-Aviadvigatel JSC，用于基于俄罗斯金属粉末增材制造的飞机和工业燃气涡轮发动机复杂形状零件的高科技制造。
用于计算小型飞机燃气涡轮发动机重量的相关回归模型
摘要。提出了几种用于小型航空燃气涡轮发动机概念设计阶段的重量计算的新相关回归模型。对获得的重量模型进行了相互比较，并与 Kuz'michev 模型进行了比较。根据获得的结果，得出了关于其可行性和应用范围的结论。新的相关回归模型在输入参数的数量以及预测重量的准确性方面有所不同。在工作过程中，创建了涡扇发动机 (TFE) 的主要数据和热力学参数数据库，该数据库由 92 台推力小于 50 kN 的小型 TFE 组成。根据收集到的统计数据，获得了允许在发动机设计初始阶段计算重量的公式。这些模型计算权重的误差在 10% 到 30% 之间。
规则 69.3.1-固定式燃气涡轮发动机-2021 年 12 月 9 日
（2）任何额定功率为 10 MW 或以上、每年运行时间超过 4,000 小时的机组的所有者或运营商均应安装和运行 CEMS 来测量和记录 NOx 排放量。 CEMS 应根据所有适用的联邦法规进行认证、校准和维护，包括但不限于《联邦法规》第 60 部分（40 CFR 第 60 部分）第 40 篇第 60.7(c)、60.7(d) 和 60.13 节的要求、40 CFR 第 60 部分附录 B 的性能规范、40 CFR 第 60 部分附录 F 的质量保证程序、40 CFR 第 75 部分第 75.10 和 75.12 节、40 CFR 第 75 部分附录 A 的规范和测试程序、40 CFR 第 75 部分附录 B 的质量保证和质量控制程序以及圣地亚哥县空气污染控制官员书面批准的协议。
印度的数字化制造
Cdr Amrut Godbole 是一名高级海军军官，目前是印度海军研究项目的 Gateway House 研究员。过去 20 年来，他一直是一名机械工程师，曾在多艘战舰上担任工程师，负责推进系统（燃气涡轮发动机）、发电系统和辅助系统的运行和维护。在海军生涯的六年中，Cdr Godbole 在孟买的印度理工学院 (2008) 获得了海洋工程硕士学位。不久之后，他被任命为海军首屈一指的技术培训机构 INS Shivaji，Lonavla，担任燃气涡轮部门的高级教官，指导燃气涡轮发电机控制器的开发项目。他还参与了孟买海上培训部的军舰运营审计和人员培训。他还曾担任维沙卡帕特南海军燃气涡轮维修和大修设施的经理（质量保证）。他是海军工程学院、希瓦吉号、洛纳夫拉号的校友。他的兴趣领域包括：技术吸收和适应技术、颠覆性技术和地缘政治。
齿轮传动涡扇发动机 - DSpace@MIT
飞机用燃气涡轮发动机的设计和开发是一个高度集成的过程，需要整合来自多个设计专业的大量人员的努力。如果设计过程定义明确且产品架构稳定，则该过程的结果将变得高度可预测和可重复。如果由于技术插入、客户要求或组件配置的整体性能变化而导致架构发生重大变化，则这种大型集成设计过程可能会变得更具挑战性。必须向参与产品开发的所有人准确无误地传达所有组件、系统和子系统的设计意图、要求和预期性能。普惠公司是一家大型燃气涡轮发动机设计公司，自 1925 年成立以来一直从事发动机业务。2008 年，普惠公司设计、制造并试飞了一台大型“齿轮传动涡扇”发动机，这是正在开发的新产品架构的演示，新产品系列中的第一台是 PWl 524G。这种新型发动机结构与更传统的涡扇发动机结构不同，它在风扇和驱动它的涡轮轴之间使用了减速齿轮组。早期对燃气涡轮发动机产品设计过程相互作用的研究工作是使用传统的高涵道比燃气涡轮发动机结构进行的，使用
第 9 类 - 航空航天和 - BIS.doc.gov
LVS ：5000 美元 GBS ：N/A 管制项目清单： 相关管制 ：N/A 相关定义 ：N/A 项目： a. 在 ISO 3977-2:1997(或同等国家标准)规定的标准参考条件下以“稳态模式”运作时的最大连续功率为 24,245 千瓦或以上；以及 b. 使用液体燃料时，在最大连续功率的 35% 下‘修正后燃料消耗率’不超过 0.219 千克/千瓦时。 注：“船用燃气涡轮发动机”一词包括那些改装用于船舶发电或推进的工业或航空衍生燃气涡轮发动机。技术说明：就 9A002 而言，“修正后的特定燃料消耗”是指发动机的特定燃料消耗，修正为净比能（即净热值）为 42 MJ/kg（ISO 3977-2:1997）的船用蒸馏液体燃料。9A003 为下列任何航空燃气涡轮发动机（参见受控物项清单）专门设计的组件或部件，其中采用了 9E003.a、9E003.h 或 9E003.i 所控制的任何“技术”。许可证要求
第 9 类 - 航空航天和 - BIS.doc.gov
LVS ：5000 美元 GBS ：N/A 管制项目清单： 相关管制 ：N/A 相关定义 ：N/A 项目： a. 在 ISO 3977-2:1997(或同等国家标准)规定的标准参考条件下以“稳态模式”运作时的最大连续功率为 24,245 千瓦或以上；以及 b. 使用液体燃料时，在最大连续功率的 35% 下‘修正后燃料消耗率’不超过 0.219 千克/千瓦时。 注：“船用燃气涡轮发动机”一词包括那些改装用于船舶发电或推进的工业或航空衍生燃气涡轮发动机。技术说明：就 9A002 而言，“修正后的特定燃料消耗”是指发动机的特定燃料消耗，修正为净比能（即净热值）为 42 MJ/kg（ISO 3977-2:1997）的船用蒸馏液体燃料。9A003 为下列任何航空燃气涡轮发动机（参见受控物项清单）专门设计的组件或部件，其中采用了 9E003.a、9E003.h 或 9E003.i 所控制的任何“技术”。许可证要求
航空航天应用中的热交换器
在给定压缩功的情况下提高总压力比的一种方法是引入带中间冷却的多级压缩，其中气体分阶段压缩并在每级之间通过使气体通过称为中间冷却器的热交换器进行冷却。航空航天工业中的燃气涡轮发动机需要高总压力比。为了实现更高的压力比，压缩机分为低压压缩机（LPC）和高压压缩机（HPC）。这样做是为了在LPC和HPC之间引入中间冷却器。压缩气体在LPC的出口处具有相对较高的温度。通过使用横流或逆流空对空热交换器，压缩空气在一侧流动，低温冲压空气在另一侧流动，压缩空气可以在进入HPC之前得到冷却。稳流压缩功或给定压缩功的压力比与压缩空气的比容成正比[8]。中间冷却器降低温度，从而降低压缩空气的比容，从而提高热力循环效率。在燃气涡轮发动机中，离开涡轮的废气温度通常比离开 HPC 的空气温度高得多。可以结合再生器或回热器，即横流或逆流热交换器，将热废气中的热量传递给压缩空气。因此，热效率提高，因为废气中应该被排放到周围环境中的部分能量被回收以预热进入燃烧室的空气。当使用中间冷却器时，回热器更有优势，因为存在更大的回热潜力。对于高总压力比，回热器并不有效，尤其是考虑到其成本、尺寸和重量。图 1 显示了概念草图，将不同燃气涡轮循环的热效率与总压力比进行比较。一般而言，中间冷却和回热燃气涡轮循环在相对较低的总压力比（例如小于 30）下有效。没有回热的中间冷却燃气涡轮循环仅在非常高的总压力比下有效。图 2 说明了中冷和回热燃气轮机循环。
MECH3420 工程材料 II（21-22 年秋季）
9. 了解航空航天材料 10. 航空航天结构用铝合金和镁合金 11. 航空航天结构和发动机用钛合金 12. 燃气涡轮发动机用高温合金 13. 材料降解